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1、(10)申请公布号 CN 102896220 A(43)申请公布日 2013.01.30CN102896220A*CN102896220A*(21)申请号 201210366595.3(22)申请日 2012.09.28B21D 37/10(2006.01)B21D 35/00(2006.01)(71)申请人北京航星机器制造公司地址 100013 北京市东城区和平里东街11号(72)发明人刘萍 王猛团 闫寒 范小龙周海波(54) 发明名称一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具(57) 摘要本发明属于精密钣金加工领域，涉及到一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具。目的是为了适合航。
2、空航天用高温高强板材如高温钛合金、钛铝金属间化合物薄壁回转零件的精密成形。该模具包括内壁为圆柱或圆锥面的凹模、与凹模内壁形状相配合的芯模、位于凹模底部的托盘、以及与托盘相连的拉杆。该方法包括下料、圈圆、热校形、焊纵缝、热成形、热处理的方法，有效的保证了航空航天用难变形材料锥筒形件的加工成形，解决了该类难变形材料的精密制造技术难题。(51)Int.Cl.权利要求书1页 说明书4页 附图2页(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 2 页1/1页21.一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其特征在于：包括内壁为圆柱或圆锥面的凹模(1)、与。
3、凹模(1)内壁形状相配合的芯模(2)、位于凹模(1)底部的托盘(5)、以及与托盘(5)相连的拉杆(4)。2.根据权利要求1所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其特征在于：在凹模(1)顶部置有用于零件翻边的上模(3)。3.根据权利要求2所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其特征在于：在凹模(1)底部设有与托盘(5)相配合的凸台。4.根据权利要求3所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，包括如下步骤：步骤S1：下料；步骤S2：圈圆；步骤S3：热校形；将圈圆后的待加工零件(6)放入模具中；将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件(6)，获。
4、得具有稳定圆度的待加工零件(6)；步骤S4：将取出的待加工零件(6)进行焊接；步骤S5：热成形；将焊接后的待加工零件(6)放入模具中；将模具及待加工零件(6)整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件(6)，获得具有翻边部位的待加工零件(6)；步骤S6：热处理，热成形后释放压力。5.根据权利要求4所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，其特征在于：所述步骤S3热校形中，将待加工零件(6)放入凹模(1)中，然后放入芯模(2)压实待加工零件(6)；将模具及待加工零件(6)整体放 入加热炉中加热并保温一段时间；取出芯模(2)、待加工零件(6)。6.根据权利要求5所述的一种热成形/热校。
5、形/热处理一体化成形方法，其特征在于：所述步骤S5热成形中：先把拉杆(4)及托盘(5)放入凹模(1)中，并使托盘(5)固定在凹模(1)底部凸台上；然后把焊接后的待加工零件(6)放入凹模(1)中，放入芯模(2)依靠其自重使之与待加工零件(6)及凹模(1)贴合；加热到所需温度后合上上模(3)，对上模(3)施加压力并保压一段时间成形出零件的翻边法兰；成形后移去上模(3)，将拉杆(4)吊起，从而将托盘(5)及待加工零件(6)取出。 权 利 要 求 书CN 102896220 A1/4页3一种热成形 / 热校形 / 热处理一体化成形方法及模具技术领域0001 本发明属于精密钣金加工领域，涉及到一种热成形。
6、/热校形/热处理一体化成形方法及模具，它适用于航空航天用高温高强板材如高温钛合金、钛铝金属间化合物薄壁回转零件的精密成形。背景技术0002 航空航天飞行器飞行的速度越来越快，要求关键部位更耐热，因此越来越多的采用耐高温结构材料，如钛合金、高温钛合金、钛铝基金属间化合物等。这类材料使用温度高、高温强度大，其薄板成形技术难度大，采用常规钣金冲压成形后回弹严重，开裂倾向大，一般需要采用热加工方式，但由于该类材料性能十分敏感于热机械及热处理工艺，其复杂构件如带有法兰边的零件加工非常困难，一般需要多道工序、多套模具，加工成本较高，效率较低。发明内容0003 本发明的目的是为了适合航空航天用高温高强板材如。
7、高温钛合金、钛铝金属间化合物薄壁回转零件的精密成形，提供了一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具。0004 本发明所采用的技术方案是：0005 一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，包括内壁为圆柱或圆锥面的凹模、与凹模内壁形状相配合的芯模、位于凹模底部的托盘、以及与托盘相连的拉杆。0006 如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其中：在凹模顶部置有用于零件翻边的上模。0007 如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其中：在凹模底部设有与托盘相配合的凸台。0008 一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，包括如下步骤：0009 步骤S1：下料；0010 。
8、步骤S2：圈圆；0011 步骤S3：热校形；将圈圆后的待加工零件放入模具中；将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件，获得具有稳定圆度的待加工零件；0012 步骤S4：将取出的待加工零件进行焊接；0013 步骤S5：热成形；将焊接后的待加工零件放入模具中；将模具及待加工零件整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件，获得具有翻边部位的待加工零件；0014 步骤S6：热处理，热成形后释放压力。0015 如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，其中：所述步骤S3热校形中，将待加工零件放入凹模中，然后放入芯模压实待加工零件；将模具及待加工零件整说 明。
9、 书CN 102896220 A2/4页4体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出芯模、待加工零件；0016 如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，其中：所述步骤S5热成形中：先把拉杆及托盘放入凹模中，并使托盘固定在凹模底部凸台上；然后把焊接后的待加工零件放入凹模中，放入芯模依靠其自重使之与待加工零件及凹模贴合；加热到所需温度后合上上模，对上模施加压力并保压一段时间成形出零件的翻边法兰；成形后移去上模)，将拉杆吊起，从而将托盘及待加工零件取出。0017 本发明的有益效果是：0018 该方法采用坯料圈圆热校形焊纵缝热成形热处理的方法及模具，有效的保证了航空航天用难变形材料锥筒形件的加。
10、工成形，解决了该类难变形材料的精密制造技术难题；0019 该方法可以只用一套模具实现带有翻边的复杂结构件的一体化成形，节省了热加工工序，模具成本低，产品加工效率高。0020 通过热校形获得稳定的锥筒形坯料，降低了难变形材料纵缝焊接时的装配难度；0021 将热成形及热处理集成在一次热循环过程中，大大提高了加工效率，降低了生产成本。附图说明0022 图1为本发明提供的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具结构及待加工零件装配图；0023 图2为带翻边的锥筒形零件图；0024 图3为坯料及其展开尺寸图；0025 图中，1、凹模，2、芯模，3、上模，4、拉杆，5、托盘，6、待加工零件。具体实施方式0。
11、026 下面结合附图和实施例对本发明提供的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具进行介绍：0027 如图1所示，一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，包括内壁为圆柱或圆锥面的凹模1、与凹模1内壁形状相配合的芯模2、位于凹模1底部的托盘5、以及与托盘5相连的拉杆4。0028 为了制作为零件的翻边，在凹模1顶部置有用于零件翻边的上模3。0029 为了将托盘5定位在凹模1底部，在凹模1底部设有与托盘5相配合的凸台。0030 使用该模具是，首先将拉杆4及托盘5放入凹模1中，并使托盘5固定在凹模1底部凸台上；然后把经预圈圆的待加工零件6放入凹模1中，并使待加工零件6底边落于托盘5上；再放入芯。
12、模2，依靠芯模2自重使其与待加工零件6及凹模1紧密贴合；加热到所需温度后合上上模3，对上模3施加压力并保压成形出零件的翻边法兰；成形后移去上模3，将拉杆4吊起，从而将托盘5及加工后零件取出。0031 一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，包括如下步骤：0032 步骤S1：下料；0033 步骤S2：圈圆；说 明 书CN 102896220 A3/4页50034 步骤S3：热校形；将圈圆后的待加工零件6放入模具中；将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件6，获得具有稳定圆度的待加工零件6；0035 步骤S4：将取出的待加工零件6进行焊接；0036 步骤S5：热成形。
13、；将焊接后的待加工零件6放入模具中；将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件6，获得具有翻边部位的待加工零件6；0037 步骤S6：热处理，热成形后释放压力。0038 为获得更好的效果，可对上述各步骤进行如下优化选择：0039 步骤S1下料：计算得到薄壁回转零件的展开尺寸，采用激光切割或水切割方法下单件坯料，去除切口毛刺。0040 例如以带翻边的锥筒零件为例，其形状尺寸如图1所示，材料为1.0mm厚的Ti2AlNb金属间化合物；则计算得到薄壁异型封闭零件的展开尺寸，尺寸如图2所示，采用数控水切割方法下单件坯料，去除切口毛刺。0041 步骤S2圈圆：采用通用圈圆机对。
14、板材进行预成形，圈成具有初步锥筒形状或弧形的坯料，此时由于该类耐高温板材冷成形回弹大，基本无法圈成标准锥筒件；只能初步圈成半圆弧状。0042 步骤S3热校形：将待加工零件6表面刷涂高温保护涂料后放入凹模1中，然后放入芯模2压实待加工零件6；将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出芯模2、待加工零件6，获得具有稳定圆度的锥筒形坯料；0043 例如可选涂高温保护涂料Ti-1#，模具整体放入加热炉中加热到900并保温2h。本步骤不需使用上模3、拉杆4、托盘5，只需将预圈圆的待加工零件6装入凹模1中，放入芯模2依靠其自重使之与待加工零件6及凹模1紧密贴合，加热保温后取出芯模2及待加。
15、工零件6即可获得具有稳定圆度的锥筒形坯料。0044 步骤S4焊接：焊接锥筒坯料纵缝，获得封闭的锥筒形件。0045 焊接时可采取如下优选方案：例如可在焊前对获得的锥筒坯料酸洗，清洗干净后置于烘干炉中100150下烘干2030分钟；采用钢丝刷及刮刀对焊接区打磨，去除毛刺，并用丙酮擦洗干净，焊前保持焊接区清洁；将工件装配在通用卡具上压紧使纵缝与焊枪行走轨迹重合；启动保护气体，根据装配情况在纵缝上均匀点固46点，激光焊接纵缝，保证焊缝成形良好。0046 步骤S5热成形：将焊接后的待加工零件6表面刷涂高温保护涂料后再次放入凹模1中，放入芯模2压实，将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间，。
16、对上模3施加压力并保压，成形出锥筒的翻边部位；0047 优选的，可将锥筒形件表面刷涂高温保护涂料Ti-1#后再次放入模具中。先把拉杆4及托盘5放入凹模1中，并使托盘5固定在凹模1底部凸台上；然后把焊接后的待加工零件6放入凹模1中，放入芯模2依靠其自重使之与待加工零件6及凹模1紧密贴合；加热到所需温度850后合上上模3，对上模3施加压力并保压5min成形出零件的翻边法兰；成形后移去上模3，将拉杆4吊起，从而将托盘5及待加工零件6取出。0048 步骤S6热处理：热成形后释放压力，继续将零件及模具放在加热炉中保温，保温说 明 书CN 102896220 A4/4页6时间根据材料的热处理制度确定，保温后依次取出上模3、芯模2及零件，即可获得带有翻边法兰的锥筒形零件。0049 可优选的，在热成形后抬起上模3释放压力，继续将零件及模具放置于加热炉中在850温度条件下保温2h，保温后依次取出上模、芯模及零件。说 明 书CN 102896220 A1/2页7图1图2说 明 书 附 图CN 102896220 A2/2页8图3说 明 书 附 图CN 102896220 A。